少烟推进剂火箭发动机中的燃烧不稳定性

讨论了最近在韩国国防开发局（ＡＤＤ）固体火箭发动机研制项目中遇到的燃烧不稳定现象。在研制少烟推进剂火箭发动机时，发生了燃烧不稳定现象，即不规则燃烧。通过对试车台点火试验时记录下的加速度计信号和应变传感器信号进行频谱分析以及用分析系统对发动机内腔进行的声摸分析，发现不稳定性为二次切向振型。     

磁处理技术在液体火箭发动机中的应用研究

磁处理技术是一种具有独特优点的处理方法，近年来在国内外引起了广泛的注意，并得到了不同程度的发展和应用，通过论述磁处理技术的基本原理，应用和发展状况，并结合当前液体火箭发动机的研制情况，提出在不改变现有的火箭发动机原有结构的基础上，利用核磁处理技术在提高燃烧室室压的同时来提高火箭发动机的推力和工作效率，使其在高室压下不发生碳和结焦的可能性，并以具体的实例说明了该技术在实践中的应用效果。     

火箭发动机三峰值复合推进剂的燃烧速度

介绍在复合推进剂领域中一些新的探索,研究了三峰值氧化剂分布对复合推进剂燃烧速度的影响。引人注意的是,当有抑制剂存在时,可减少氧化剂颗粒而降低推进剂燃速,在试验配方研究中,运用了新的有效的极点设计方法。     

液体火箭发动机故障模式分析

当前新研制的液体发动机特别强调高可靠性和低成本，以往追求高性能和低质量为主的设计目标现已降为次要地位。新研制的发动机都要求进行可靠性设计。在发动机可靠性设计中，为消除故障隐患，提高产品可靠性。采用了行之有效的故障树分析（ＦＴＡ）及故障模式，后果及严重度分析（ＦＭＥＣＡ）。美国先进运载系统（ＡＬＳ）航天运输主发动机（ＳＴＭＥ）的设计工作采用了这种可靠性设计法，以确保发动机达到要求的可靠性指标?..     

液体火箭发动机的技术发展与展望

液体火箭发动机是空间活动的重要技术基础，为了满足下世纪空间活动商业化的需要，航天运载器对推进系统提出更高的要求，液体火箭发动机正面临着新的发展机遇和挑战，概述了液体火箭推进系统的主要技术问题，指出需要进行的一些改进和发展，以适应未来的需要。     

液体火箭发动机开发技术

本文概述了液体火箭发动机开发的必要性、存在问题和开发途径。给出了提高液体火箭发动机的措施和方法。介绍了大、中、小推力发动机的现状和需要研究的技术课题。     

液体火箭推进剂发展远景

一、前言液体火箭发动机的特点是不靠外部能源而利用飞行器上推进剂诸组元的化学能建立推力。推进剂诸组元之间经过反应的物质(即燃烧产物)构成高速喷射物质。这样,火箭发动机的主要参数:喷射速度(比冲)就取决于单位质量推进剂所含的化学能。实际上,单位质量推进剂所含化学能的上限等于12.10~6焦耳/千克。具体说,双组元推进剂F_2/H_2在其燃烧产     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

低温推进剂火箭发动机循环预冷方法研究

预冷是低温推进剂火箭启动前的一个重要操作。目前国内外使用的预冷方式主要有排放式预冷和循环预冷。我国在氢氧发动机上一直使用的是排放式预冷。与排放式预冷相比，循环预冷能使射前操作和地面设备得到很大程度简化，因此，开展循环预冷研究十分必要。通过预冷耗液和稳定状态下的自然循环计算对循环预冷进行了理论分析。耗液计算以经典热力学理论为基础，循环计算应用了数值方法。数值计算中，以一维均匀两相流模型为基本模型。最后，通过模拟试验对计算进行了验征。得到循环预冷优于排放式预冷的结论，从理论上验征了自然循环预冷的可行性。     

液体火箭发动机研制情况的一些回顾

４０年来，我国液体火箭发动机的研制工作取得了很大成绩。文中对发动机的一些研制情况作了回顾，对ＹＦ－７３和ＹＦ－７５氢氧发动机的设计特点、飞行结果作了简单叙述。对今后工作也提出了看法。     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。     

火药燃烧生成等离子体规律数值仿真研究

为了研究火药燃烧生成等离子体规律,分析了火药燃烧时的物理化学过程,建立了火药燃烧时生成等离子密度规律数学模型,并对火药燃烧时等离子体生成规律进行数值模拟仿真。将数值模拟的结果与试验结果进行对比,确定模型的正确性与可行性。利用所建立的数学模型,分析不同的装药结构参数对等离子体的影响,得到了等离子体密度变化的规律,为下一步提高等离子体生成浓度奠定基础。     

小型火箭发动机推进剂数控整形系统

小型火箭发动机推进剂的数控整形系统由PMAC专用运动控制卡改造的普通车床、远程控制柜、近程控制面板、传感器及摄像机构成.采用增量式编码器,通过速度及位置信号进行双闭环控制.各接口均用光电隔离抑制共模电压干扰.系统通过数控加工模块控制刀具按轨迹加工,并用数据采集报警模块采集和处理力和温度信号.     

液体火箭发动机启动过程检测研究

建立了火箭发动机启动过程的RBF神经网络模型,将神经网络辨识方法与包络线方法结合,提出分层次检测方案,并根据大型液体火箭的故障仿真结果进行了仿真实例验证,较好地验证了检测方案及模型的有效性和实用性.     

液体推进剂贮箱的防晃设计

进行液体推进剂贮箱的防晃设计是解决充液航天飞行器由于液体晃动而产生的动力不稳定问题的主要技术途径。文中讨论了贮箱防晃设计的两类主要方法－液体晃动的结构控制和阻尼控制的防晃机理、防晃特性描述方法、结构实现途径及适用性，并提出了一些在防晃设计中应进一步研究的问题。     

液体火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统研究

针对火箭发动机地面试车时间短、工作转速高且重复性不好的特点，根据实时性、有效性、可靠性、开放性与通用性的系统设计原则，研制了火箭发动机涡轮泵状态监测与故障诊断系统－－TCMD2000。该系统采用并行冗余结构，保证同步整周期采样的同时，实现了高速连续数据采集和存储，并应用了进动分析方法提高故障诊断的准确性。对TCMD2000系统进行了发动机试车故障监测考核。结果表明，所研制的TCMD2000系统达到了设计指标，适合火箭发动机的状态监测与故障诊断。在发动机研制过程中，对诊断发动机故障和排除故障发挥了作用。     

液体火箭发动机寿命可靠性的贝叶斯下限

给出了液体火箭发动机寿命可靠性的贝叶斯下限,并与经典最优正则置信下限和目前工程上采用的置信下限进行了比较,结论是贝叶斯下限合理可用.     

液体火箭发动机可靠性增长分析模型研究

液体火箭发动机可靠性要求高,试验费用昂贵,有必要采用可靠性增长分析技术指导可靠性增长决策,以减少试验费用、降低研制风险。结合液体火箭发动机小子样及可靠性增长的阶段性特点,提出采用基于信息折合的Bayes指数可靠性增长分析模型,综合利用产品全程试验信息,评估可靠性增长水平。在评估液体火箭发动机可靠性增长水平的基础上,结合改进的跟踪、增长与预测( MTGP)模型跟踪和预测可靠性水平,提供可靠性增长决策。研究表明,本文提出的方法可以科学分析液体火箭发动机的可靠性增长．指导可靠性增长决策,对于小子样、试验费用昂贵的产品具有广阔的应用前景。     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

复杂结构火箭发射药非稳态温度场的数值模拟

对火箭发动机（包含发射药）的非稳态温度场进行数值模拟是确定火箭发射药实时温度的一种有效方法。论文首先建立了某火箭发动机传热的数理模型。鉴于发射药由7根药柱构成,结构复杂,无法在结构化网格基础上求出待求区域的温度场,因此,采用三角形非结构化网格并推导出计算区域内各节点的离散方程。编制程序,以数值计算方法求出发射药的温度场。结果表明,各特征点温度的计算值与实测值均吻合较好。因此,采用论文方法能正确模拟上述复杂结构火箭发射药的非稳态温度场。